CN109204780A - 翼型结构和组装翼型结构的方法 - Google Patents

Abstract

本公开提供了翼型结构和组装翼型结构的方法。翼型结构包括扭转箱构件，该扭转箱构件具有盖和翼梁腹板，该翼梁腹板通过至少一个枢转接合部连接至前缘构件或后缘构件，其中，枢转接合部构造成允许前缘构件或后缘构件相对于扭转箱构件在安装位置与操作位置之间旋转。

Description

翼型结构和组装翼型结构的方法

技术领域

本技术涉及用于飞行器的翼型结构以及组装翼型结构的方法。

背景技术

在各种飞行器、航天器和风力涡轮机应用中发现的翼型结构通常包括附接至前缘结构构件和后缘结构构件的扭转箱结构构件。当扭转箱应用于诸如飞行器机翼和稳定器之类的翼型结构时，通常将扭转箱称作“翼盒”。通常用于商业客机的翼盒构造包括前翼梁构件、后翼梁构件、在前翼梁构件与后翼梁构件之间延伸的上盖构件、以及在前翼梁构件与后翼梁之间延伸的下盖构件。翼梁与盖之间还可以包括一个或更多个翼盒肋。前翼梁构件和后翼梁构件中的每一者均可以形成为具有从直立腹板延伸的上凸缘和下凸缘的C形部段。在组装翼盒期间，通常将上机翼盖和下机翼盖附接至前翼梁构件和后翼梁构件的凸缘。固定的前缘结构构件和后缘结构构件——比如前缘D形鼻部(与诸如缝翼或襟翼装置之类的可移动结构相对)——随后通过对接搭板附接至翼盒，所述对接搭板附接至上盖构件和下盖构件的悬置边缘以及/或者附接至每个翼梁构件的直立腹板。

由于固定组件是翼型结构，因而固定组件的整体形状必须符合预定形状。各种构件的任何错位都可能导致形状偏差，当在空气动力学流中操作时，该形状偏差可能会导致翼型结构的非预期的性能和操纵品质。因此，各种构件在组装产品中(即，在固定于操作位置中时)相对于彼此的精确的最终位置在整个组装过程中是至关重要的。每个构件的尺寸相对于工程设想(通常由制造图纸管理)的变化必须控制在预定的角度尺寸范围和线性尺寸范围内。这些范围通常被称为工程公差。考虑到各种构件所用的材料类型和制造工艺，在设计翼型结构期间估算公差。对公差的偏差有时被称为公差间隙。通常需要在一旦部件保持在安装位置中就难以接近的各个构件的配合表面之间进行公差间隙的校正。这经常发生在对接搭板的位置中，接着需要对翼型结构进行部分或全部的结构拆卸，随后从相关的公差构件的外部添加和/或移除预定量的材料。通常通过使用固体或液体结构垫片(也称为补偿器)和/或部件修整来实现添加和/或移除。部件修整可能会导致构件变成非标准部件。因此，校正公差间隙的过程极其耗时并且是影响最终翼型结构可以经济地生产的速率的重要因素。因此已经提出去除前缘结构构件和/或后缘结构构件的对接搭板构件附接以防止这些区域中的公差间隙。还提出将模块化前缘构件和/或后缘构件的使用引入翼盒构件以减少组装翼型结构所需的总时间。因此，能够实现更高效的组装过程以及优化公差间隙可以被校正的位置的翼型结构设计是期望的。

发明内容

本技术的实施方式提供了一种翼型结构，该翼型结构包括扭转箱构件，该扭转箱构件具有盖以及通过至少一个枢转接合部连接至前缘构件或后缘构件的翼梁腹板，其中，枢转接合部构造成允许前缘构件或后缘构件相对于扭转箱构件在安装位置与操作位置之间旋转。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，在该翼型结构中，枢转接合部包括与翼梁腹板的长轴大致平行的枢转轴线。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，在该翼型结构中，枢转接合部包括与翼梁腹板的短轴大致平行的枢转轴线。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，在该翼型结构中，枢转接合部包括U形夹、对应的柄脚以及销。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，在该翼型结构中，枢转接合部还包括压缩装置，该压缩装置构造成压缩U形夹和柄脚，使得能够防止前缘构件或后缘构件相对于扭转箱构件枢转而远离操作位置。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，在该翼型结构中，枢转接合部还包括线性补偿器，以在枢转接合部处补偿扭转箱构件与前缘构件或后缘构件之间的线性公差间隙。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，在该翼型结构中，枢转接合部还包括角度补偿器，该角度补偿器构造成在枢转接合部处补偿扭转箱构件与前缘构件或后缘构件之间的角度公差间隙。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，在该翼型结构中，角度补偿器包括球形支承件。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，在该翼型结构中，角度补偿器包括一个或更多个球形垫圈。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，该翼型结构还包括连接构件，该连接构件构造成将前缘构件或后缘构件连接至扭转箱构件，使得连接构件防止前缘构件或后缘构件相对于扭转箱构件枢转而远离操作位置。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，在该翼型结构中，连接构件的至少一个端部构造成使用搭接接合部连接至前缘构件或后缘构件或者连接至扭转箱构件。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，在该翼型结构中，连接构件的至少一个端部构造成铰接地连接至前缘构件或后缘构件或者连接至扭转箱构件。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，在该翼型结构中，连接构件的长度构造成是可调节的，使得能够调节前缘构件或后缘构件相对于扭转箱构件的旋转以补偿公差间隙。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，该翼型结构还包括定位在前缘构件的下表面与翼盒构件的下表面之间的可更换的空气动力学面板。

本技术的另一实施方式提供了下述翼型结构，在该翼型结构中，可更换的空气动力学面板以可移除的方式附接至连接构件。

本技术的另一实施方式提供了一种包括根据目前所描述的实施方式中的任一实施方式的翼型结构的飞行器。

本技术的另一实施方式提供了一种组装翼型结构的方法，该方法包括下述步骤：设置包括翼梁腹板和盖面板的扭转箱构件；设置前缘构件或后缘构件；将前缘构件或后缘构件邻近扭转箱构件在枢转接合部的位置处定位于安装位置处；将前缘构件或后缘构件在枢转接合部处连接至扭转箱构件；使前缘构件或后缘构件绕枢转接合部旋转至操作位置；以及将前缘构件或后缘构件固定在操作位置中。

本技术的另一实施方式提供了根据前一段落的方法，该方法还包括下述步骤：设置连接构件；以及将连接构件固定地连接至前缘构件或后缘构件以及扭转箱构件，以防止前缘构件或后缘构件相对于扭转箱构件枢转而远离操作位置。

本技术的另一实施方式提供了根据前一段落的方法，该方法还包括下述步骤：通过调节连接构件的长度来使前缘构件或后缘构件相对于扭转箱构件旋转，以补偿公差间隙。

本技术的优点现在将通过适当参照附图进行的详细描述而变得明显。

附图说明

现在将仅通过示例的方式来参照以下附图描述本技术的实施方式，在附图中：

图1示出了处于操作状态的飞行器的正视示意图。

图2示出了图1的飞行器的俯视示意图。

图3示出了图1和图2的翼型结构的沿着线A-A截取的示意性截面图，其中，模块化前缘构件301和翼盒构件303保持处于安装位置。

图4示出了图3的翼型结构的示意性截面图，其中，固定的模块化前缘构件301安装处于进一步安装位置以使得固定的模块化前缘构件301能够相对于翼盒303枢转。

图5示出了图3的翼型结构的示意性截面图，其中，固定的模块化前缘构件301相对于翼盒303固定地附接处于操作位置。

图6示出了根据本技术的另一实施方式的图3的翼型结构的示意性截面图。

图7示出了根据本技术的另一实施方式的图3的翼型结构的示意性截面图。

图8示出了根据本技术的实施方式的图4至图7的枢转接合部的示意性横截面B-B。

图9示出了根据本技术的替代性实施方式的图4至图7的枢转接合部的示意性横截面B-B。

图10示出了根据本技术的另一实施方式的图3的翼型结构。

图11示出了根据本技术的实施方式的组装翼型结构的方法的示图。

图12示出了根据本技术的另一实施方式的翼型结构的示意性轴测图。

具体实施方式

参照图1，示出了具有大致水平地延伸穿过机身109的翼型结构103(也被称为机翼)的飞行器101。另一翼型结构105(也被称为水平尾翼)从机身109的后部的两侧大致水平地延伸。又一翼型结构107(也被称为垂直尾翼)从机身109的后上部竖向地延伸。

飞行器101具有一组正交的航空器轴。纵向轴x的原点位于飞行器101的重心处，并且纵向轴x在正常的飞行方向上从机头至尾部纵长地延伸穿过机身109。横向轴或展向轴y的原点也位于重心处并且从翼尖至翼尖基本上横向地延伸。竖向轴或法向轴z的原点也位于重心处并且竖向地经过重心。为翼型结构103定义另一对正交轴：由前缘翼梁腹板317(见图3)的长尺寸限定的第一轴111和由前缘翼梁腹板317的短尺寸限定的正交的第二轴113。

参照图2，翼型结构103包括被称为前缘缝翼203的一组高升力装置，前缘缝翼203在前缘区域204处机械地连接至翼型结构103。翼型结构103还包括被称为后缘襟翼205的一组高升力装置，后缘襟翼205在后缘区域206处机械地连接至翼型结构103。缝翼203和襟翼205是能够在完全展开位置与完全收回位置之间进行操作期间根据飞行员的输入而致动的可移动的(即，非固定的)装置。缝翼203和襟翼205的目的是在展开时增大机翼103的外倾角和弦长以及总体表面积，由此在飞行器101需要缓慢飞行时增大机翼103产生的升力系数。邻近每个缝翼203或襟翼205和/或在没有设置高升力装置的区域中，翼型结构103的前缘结构和后缘结构是固定的，即，并非构造成像缝翼203和襟翼205那样能够在飞行器101的操作期间移动。类似地，垂直尾翼107和水平尾翼105各自包括其自身相应的前缘209、211、后缘213、215和固定结构。

参照图3，以与本技术的实施方式相对应的安装状态示出了翼型结构103的前缘区域204的截面图A-A。应当理解的是，除了后缘是反向的且包括不同的空气动力学形状之外，用于后缘的相似视图将基本上是相同的。前缘结构被设置为模块化组件，即被称为模块化前缘构件301的一体式预组装结构模块。模块化前缘构件301还可以预先配备有缝翼203的致动元件和/或系统。由于使用预先组装的一体式模块允许对数量减少的部件之间的公差间隙进行控制，从而减少了组装翼型结构103所需的总体时间，因而使用预先组装的一体式模块在该安装阶段是期望的。应当理解的是，相同的优点将适用于模块化后缘构件。

模块化前缘构件301与翼盒构件303分开地保持在安装夹具中(未示出)。翼盒构件303还可以被称为扭转箱构件。翼盒构件303保持在将翼盒构件303支承为期望的操作性空气动力学形状的夹具位置(夹具未示出)。固定的模块化前缘构件301包括固定地附接至至少一个前缘肋构件306的前缘蒙皮构件305。前缘蒙皮构件305由铝板形成并且被粘结至前缘肋构件306的面向外的凸缘，使得前缘蒙皮构件305在机翼103处于操作位置(尚未示出)时限定机翼103的前缘区域204在截面A-A处的期望的空气动力学形状。前缘肋构件306由复合材料形成，然而前缘肋构件306可以通过任何其他合适的材料方式构造，例如由航空级铝合金坯料铣成单件。应当理解的是，模块化前缘构件301是单个一体式组件，并且因此模块化前缘构件301本身可以包括任意数量的前缘肋构件306和蒙皮构件305，只要前缘肋构件306和蒙皮构件305本身是组件即可。

前缘肋构件306限定内凹部分307，该内凹部分307在下部部分处沿大致平行于飞行器竖向轴z的方向延伸并且在上部部分处沿大致平行于飞行器纵向轴x的方向延伸。前缘肋构件306的下部部分终止于向尾部延伸的凸缘309。前缘肋构件306的上部部分终止于向尾部延伸的U形夹311。U形夹311可以替代性地是被称为柄脚的单个凸耳元件。前缘肋构件306还包括形成腔312的上部部分，该腔在前缘蒙皮构件305与前缘肋构件306之间位于U形夹311的区域中。作为前缘蒙皮构件305的最靠后部分313的位于腔312的区域中的前缘蒙皮构件305在处于无应力状态时朝向U形夹311向内倾斜，如处于所示的第一安装位置中的情况那样。在操作位置中，最靠后部分313相对于前缘蒙皮构件305的其余部分的期望位置由线315示出。展向加强元件316可以附接至最靠后部分的下表面。加强元件316为模块化组件中的前缘肋构件306之间的最靠后蒙皮部分313提供额外的强度和刚度，以在翼型结构受到操作性空气动力学加载时减少蒙皮变形。

翼盒构件303包括单件复合前翼梁腹板317、上盖319和下盖321。上盖319和下盖321限定翼盒构件303的最靠外的空气动力学表面。前翼梁腹板317在上盖319与下盖321之间延伸并且限定了在该示例中基本上沿与飞行器z轴相同的方向延伸的翼梁短轴113。下翼盒凸缘323沿第一飞行方向向前延伸并且沿着翼梁长轴111上的第二方向延伸。上凹部325由上盖319的最靠前部分限定。上凹部325的最靠后位置限定了由上盖319提供的空气动力学表面的界限。类似地，下凹部327由翼盒构件303的最靠外表面的最靠前部分限定，并且下凹部327的最靠后位置限定了由下盖321提供的空气动力学表面的界限。翼盒构件303还设置有包括柄脚329的支架。柄脚329在尺寸上对应于U形夹311，并且构造成当模块化前缘构件301安装至翼盒构件303时配装在U形夹311之间。柄脚329和U形夹311两者各自限定直径尺寸相同的孔331。每个孔311均构造成接纳具有内径(未示出)的直衬套332。每个衬套332均可以由耐腐蚀材料制成，例如由黄铜或钢制成。应当理解的是，U形夹311和柄脚329可以以相反的方式提供，例如，可以通过翼盒303上的支架来提供U形夹311。

在本实施方式中，孔331的轴线和对应的衬套332的轴线同轴地对准，以限定枢转轴线333，该枢转轴线333对准成基本上平行于翼梁的前翼梁腹板317的长轴111(在图2中示出)。

参照图4，以进一步安装状态示出了图3中所示的机翼103的在前缘区域中的部段，由此模块化前缘构件301相对于翼盒构件303以一角度定位成使得U形夹311和柄脚329中的衬套332的内径同轴地对准。然后插入销401以形成枢转接合部403，该销401对应地与由每个衬套332限定的内径尺寸紧密余隙配合。使用销401、U形夹311和柄脚329作为枢转接合部403由于其允许以更直接的方式在单个位置处校正公差间隙而是有利的。稍后将参照图8和图9更详细地描述如何在枢转接合部403处实现公差间隙的校正。

在本实施方式中，销401包括位于近端处的头部和位于远端处的螺纹部分，该螺纹部分构造成接纳对应的螺纹扭转螺母(未示出)。当螺纹扭转螺母未完全安装时，枢转接合部403允许模块化前缘构件301相对于翼盒构件303绕枢转轴线333的1个旋转自由度。前缘蒙皮构件305的最靠后部分313可以构造成在进一步安装状态下不接触翼盒构件303。这可以有助于插入销401，这是因为最靠后部分313的预张紧载荷不需要起作用。一旦插入螺纹销401，固定的模块化前缘构件301绕由U形夹311、柄脚329和螺纹销401所提供的枢转接合部403限定的枢转轴线333沿示出的顺时针方向枢转，即，模块化前缘构件301将与由飞行器x轴和翼梁腹板317的短轴113形成的平面大致平行地绕枢转接合部403枢转。枢转轴线333的上述定向的优点在于其提供有利于当飞行器301在使用中时移除模块化前缘组件301的翼型结构组装原理。此外，当翼型结构103受到操作性空气动力学加载和惯性加载时，销401和枢转接合部403主要被加载剪切力，这在结构上更有效，因此导致具有高承载能力的轻量化设计。

然而，应当理解的是，在翼型结构的取向、例如垂直尾翼翼型结构105的取向和/或组装原理、例如垂直翼型结构组件的组装原理的某些情况下，可能期望枢转接合部403布置成使得枢转轴线333基本上平行于翼梁腹板317的短轴113，即，模块化前缘构件301将大致平行于由飞行器x轴和翼梁腹板317的长轴111形成的平面绕枢转接合部403枢转。

参照图5，以操作状态示出了机翼103的位于前缘区域中的部段。模块化前缘构件301已经绕枢转接合部403旋转至所指示的夹具位置501，然后螺母被完全安装在螺纹销401的远端处并且扭转以提供下述压缩装置，该压缩装置构造成将U形夹311压靠柄脚329。施加的压缩在柄脚329与U形夹311之间产生足够的表面摩擦力，使得防止模块化前缘构件301相对于翼盒构件枢转(旋转)而远离操作位置。在这种状态下，模块化前缘构件301在与夹具位置501相对应的位置处固定地附接至翼盒构件303。这导致下述敞开式翼型结构103，在该敞开式翼型结构103中，在前翼梁腹板317前方、在模块化前缘组件301的下部区域与翼盒构件303之间设置有间隙505。该间隙505可以通过附接可移除的空气动力学面板1001而闭合以形成连续的外部空气动力学轮廓，稍后将参照图10更详细地描述可移除的空气动力学面板1001。应当指出的是，夹具位置501被校准到模块化前缘构件301相对于翼盒构件303的所需操作位置，并且构件301与构件303之间的该夹具位置501的变化是需要调整的公差间隙。

根据本实施方式的敞开式翼型结构103在对于某些展向位置或者甚至沿着整个跨距需要提高翼型结构103内部的可及性水平的情况下会是特别有利的。该敞开式翼型结构103在大型系统设备部件比如高升力装置致动部件需要容置在翼型结构103内的情况下也会是特别有利的。

以上述规定方式将模块化前缘构件301附接至翼盒构件303避免了使用前缘结构构件和/或后缘结构构件的任何对接搭板附接。鉴于销401、U形夹311和柄脚329之间的余隙与例如对接搭板相比是更加可适应的，因此应当考虑的是，使用枢转接合部403因此允许两个一体式构件的下述连接方式，该连接方式适应以直接的方式对大公差间隙进行的调整。此外，如果在模块化前缘构件301与翼盒构件303之间确定了公差间隙，则枢转接合部403可以被拆卸，以与例如使用在公差间隙需要调整的情况下必需重新定位构件301和303的对接搭板构件相比更容易地调节连接。因此提供了一种组装更容易且组装耗时更少的翼型结构103。

在模块化前缘构件301旋转期间，前缘蒙皮构件305的最靠后部分313抵靠凹部325并且变形为由线315指示的预应力状态，使得最靠后部分313基本上顺应凹部325。这由于其提供了前缘蒙皮构件305与上盖319的更简单的组装和相接、无需在多个展向位置中钻孔和栓接至对接搭板而是有利的。这还导致模块化前缘蒙皮构件305与上盖319的精确受控搭接，从而尽可能减少在元件301与元件303之间的外部空气动力学形状方面的物理步骤。考虑到上述情况，翼型结构103设计的该方面对于期望层流空气动力学流动特性的翼型结构是特别有利的。

参照图6，提供了本技术的与图5的实施方式基本相同的另一实施方式，只是枢转接合部的U形夹311与柄脚329之间的压缩引起的摩擦力不用于防止模块化前缘构件301相对于翼盒构件303的旋转。替代地，连接构件601与枢转接合部分开使用，以防止模块化前缘构件301相对于翼盒构件303枢转而远离操作位置。连接构件601固定地附接至模块化前缘构件301和翼盒构件303。由于连接构件601将传递载荷，因而可以允许枢转接合部403被定尺寸为较低的载荷水平，因此减小了枢转接合部403的尺寸、重量和复杂性。

连接构件601可以呈可调节支柱的形式，该可调节支柱包括由金属材料形成的筒状部605，该筒状部605具有与一对螺纹杆端部603以可螺纹接合的方式接合的螺纹内表面。至少一个杆端部是需要的。第一杆端部603铰接地连接至由前缘肋构件306形成的对应凸耳602。第二杆端部603也以类似的方式连接至由翼梁腹板317形成的凸耳602。杆端部603在彼此相反的方向上具有螺纹，使得筒状部在一个方向上的旋转增大了连接构件601的长度并且在另一方向上的旋转减小了连接构件601的长度。使用可调节支柱作为连接构件601可以有利地用于对模块化前缘构件301相对于翼盒303绕枢转接合部403的位置进行微小调节。以此方式，可以用于补偿公差间隙或者对模块化前缘构件301相对于翼盒构件303的位置进行相对微小的调节。替代性地，连接构件601可以呈不可调节支柱的形式。该支柱可以呈实心杆的形式。

连接构件601可以尽可能远离销607且以允许连接构件601主要被加载张力和/或压缩的取向布置(在枢转接合部403存在于模块化前缘构件301的下部部分与翼盒构件303之间的情况下)。本实施方式由于连接构件601的取向因凸耳602的定位而是可适应的而会是有利的。这意味着连接构件601的取向可以适合于可能沿着翼型结构103的翼展变化的主载荷方向要求。

本实施方式与图5的实施方式的另一区别在于：在枢转接合部403中使用不同类型的销607。销607包括沿着销607的大部分长度延伸的光滑柄杆。销607构造成允许绕U形夹311和柄脚329的孔331的1个旋转自由度，但销607并不构造成在完全安装时压缩枢转接合部。销607的一个端部具有在安装时抵靠U形夹329(或下方的间隔件)的头部。使用固定在附接于销607的另一端部处的槽式螺母中的开口销将销607在U形夹311与柄脚329之间固定就位。使用开口销布置允许销607快速固定在枢转接合部403中。

参照图7，提供了本技术的替代性实施方式，该替代性实施方式与图6中所示的实施方式基本相同，只是连接构件701由基本上矩形或圆形横截面的杆形成，该杆由航空级铝合金材料加工。对于高载荷应用或确保材料兼容性而言，可以使用钛合金或耐腐蚀钢材料。这样的连接构件701在期望由模块化前缘构件301与翼盒构件之间的连接构件701承载较高的主载荷的情况下会是合适的。类似于图6的前述实施方式，连接构件701也被用作防止模块化前缘构件301相对于翼盒构件303绕枢转接合部403枢转而远离操作位置的装置。

搭接接合部703分别将连接构件701的各个相应的端部连接至模块化前缘构件301和翼盒构件303。在前端部处，搭接接合部703由连接构件701通过多个螺纹紧固件707机械地紧固至模块化前缘构件301的向后延伸的凸缘309而形成。在后端部处，搭接接合部703由连接构件701通过多个螺纹紧固件709机械地紧固至翼盒构件303的下翼盒凸缘323而形成。搭接接合部703中的搭接可以构造成使得连接构件701的在机械紧固位置之间的长度可以被调节以补偿公差间隙，这出于先前所述的原因而是有利的。

参照图8，提供了可应用于前述实施方式中的任一实施方式的替代性实施方式。通过在枢转接合部403中使用一个或更多个线性补偿器801，U形夹311、柄脚329以及销401或销607之间的相接可以是可调节的以去除制造或组装公差间隙。这对于在主要由复合材料形成的可能需要校正部件之间的±10mm量级的线性公差间隙的翼型结构103中使用会是特别有利的。

在本实施方式中，偏心衬套801用作线性补偿器以补偿模块化前缘构件301与翼盒构件303之间的基本上在x方向和z方向上的组合线性公差间隙。由特定尺寸的基本平坦的黄铜板材料形成的另一线性补偿器803也用于补偿模块化前缘构件301与翼盒构件303之间的在翼梁长轴111的方向上的单个线性公差间隙。应当理解的是，可以使用上述类型的线性补偿器的任何合适的替代方案，例如，可以使用偏心螺栓/垫圈组合来代替偏心衬套。

参照图9，提供了可应用于前述实施方式中的任一实施方式的又一替代性实施方式。通过在枢转接合部403中使用一个或更多个角度补偿器901，可以调节U形夹311、柄脚329和销401、607(取决于所选类型)之间的相接以去除角度公差间隙。这对于在主要由复合材料形成的可能需要校正部件之间±1度至±1.5度量级的角度公差间隙的翼型结构103中使用是特别有利的。在本实施方式中，球形支承件替代通常安装在柄脚329中的衬套332并用作角度补偿器901来补偿模块化前缘构件301与翼盒构件303之间的角度公差间隙。应当理解的是，可以使用上述类型的角度补偿器的任何合适的替代方案，例如，一组球形垫圈可以代替使用并且可以安装在U形夹311之间的柄脚329的每一侧。虽然球形垫圈的承载能力低于球形支承件的承载能力，但球形垫圈可能适用于低负载应用并且球形垫圈通常比球形支承件便宜。此外，球形垫圈还可以更易于安装在枢转接合部403中，即使销401被移除并且柄脚329和U形夹311保持在安装位置亦是如此。

参照图10，示出了本技术的另一实施方式，该实施方式适用于目前为止所描述的实施方式中的任一实施方式。示出了空气动力学面板1001定位在模块化前缘构件301的下表面与翼盒构件303的下表面之间。空气动力学面板1001的最靠外表面1003与翼型结构103的最靠外表面对齐，使得实现平滑的空气动力学外表面。空气动力学面板1001由刚性碳纤维增强复合材料形成，然而空气动力学面板1001可以由任何其他等效材料——例如铝合金——形成。空气动力学面板1001借助于多个紧配合机械紧固件1005以可移除的方式固定至连接构件701，所述多个紧配合机械紧固件1005与附接至连接构件701的内表面的对应组的捕获锚固螺母1007以可螺纹接合的方式接合。使用捕获锚固螺母允许可更换并且可以在组装或使用期间快速安装和更换的面板1001。空气动力学面板1001也可以通过机械紧固件以相同的方式固定至向后延伸的凸缘309和下翼盒凸缘323。应当理解的是，整流装置(fairing)1001也可以固定至在展向尺寸上延伸的多个连接构件701。

参照图11，组装翼型结构103的方法包括下述步骤：步骤1101，在该步骤1101中，设置扭转箱构件303，该扭转箱构件303包括翼梁腹板317和上盖面板319；步骤1103，在该步骤1103中，设置前缘构件或后缘构件301；步骤1105，在该步骤1105中，将前缘构件或后缘构件301在枢转接合部403的位置处与扭转箱构件303相邻地定位在安装位置处；步骤1107，在该步骤1107中，将前缘构件或后缘构件301在枢转接合部403处连接至扭转箱构件303；步骤1109，在该步骤1109中，使前缘构件或后缘构件301绕枢转接合部403旋转至操作位置；以及步骤1111，在该步骤1111中，将前缘构件或后缘构件301固定在操作位置中。可选地，组装方法可以包括以下步骤：步骤1113，在该步骤1113中，设置连接构件601、701；以及步骤1115，在该步骤1115中，将连接构件601、701固定地连接至前缘构件或后缘构件301以及扭转箱构件303，以防止前缘构件或后缘构件301相对于扭转箱构件303枢转而远离操作位置。此外，组装方法可以可选地包括步骤1117，在该步骤1117中，通过调节连接构件601、701的长度以补偿角度公差间隙来使前缘构件或后缘构件301相对于扭转箱构件303旋转。

虽然先前讨论的所有实施方式都描述了在单个枢转接合部403处连接至翼盒构件的模块化前缘构件301，但应当理解的是，图5、图6和图10中示出的枢转接合部的任何组合中的多于一个的枢转接合部可以设置用于给定的模块化前缘构件301。例如参照图12，枢转接合部403可以由模块化前缘构件301与翼盒构件303之间的每个前缘肋构件306位置处的U形夹311或柄脚329布置(未示出)提供。此外，每个枢转接合部403可以包括基本上与图8和图9一致的可以预先附接或者可以不预先附接(未示出)的线性补偿器801和/或角度补偿器901。在组装之前于翼型结构103中预先确定公差间隙的情况下，预先附接会是特别期望的。

在前面的描述中提及了一体件或构件具有已知的、明显的或可预见的等同物的情况下，则这些等同物如同单独阐述的一样结合在本文中。应当对权利要求进行参照以确定本技术的真实范围，权利要求应当被理解为涵盖任何这些等同物。读者还将理解的是，被描述为是优选的、有利的、方便的等的本技术的一体件或特征是可选的并且不限制独立权利要求的范围。此外，应当理解的是，这种可选的一体件或特征虽然在本技术的一些实施方式中可能是有益的，但在其他实施方式中可能不是期望的，并且因此可能不存在于其他实施方式中。

Claims (20)

1.一种翼型结构，包括：

扭转箱构件，所述扭转箱构件具有盖和翼梁腹板，所述翼梁腹板通过至少一个枢转接合部连接至前缘构件或后缘构件，其中，所述枢转接合部构造成允许所述前缘构件或所述后缘构件相对于所述扭转箱构件在安装位置与操作位置之间旋转。

2.根据权利要求1所述的翼型结构，其中，所述枢转接合部包括与所述翼梁腹板的长轴大致平行的枢转轴线。

3.根据权利要求1所述的翼型结构，其中，所述枢转接合部包括与所述翼梁腹板的短轴大致平行的枢转轴线。

4.根据任一前述权利要求所述的翼型结构，其中，所述枢转接合部包括U形夹、对应的柄脚以及销。

5.根据任一前述权利要求所述的翼型结构，其中，所述枢转接合部还包括压缩装置，所述压缩装置构造成压缩所述U形夹和所述柄脚，使得能够防止所述前缘构件或所述后缘构件相对于所述扭转箱构件枢转远离所述操作位置。

6.根据任一前述权利要求所述的翼型结构，其中，所述枢转接合部还包括线性补偿器，以在所述枢转接合部处补偿所述扭转箱构件与所述前缘构件或所述后缘构件之间的线性公差间隙。

7.根据任一前述权利要求所述的翼型结构，其中，所述枢转接合部还包括角度补偿器，所述角度补偿器构造成在所述枢转接合部处补偿所述扭转箱构件与所述前缘构件或所述后缘构件之间的角度公差间隙。

8.根据权利要求7所述的翼型结构，其中，所述角度补偿器包括球形支承件。

9.根据权利要求7所述的翼型结构，其中，所述角度补偿器包括一个或更多个球形垫圈。

10.根据任一前述权利要求所述的翼型结构，还包括连接构件，所述连接构件构造成将所述前缘构件或所述后缘构件连接至所述扭转箱构件，使得所述连接构件防止所述前缘构件或所述后缘构件相对于所述扭转箱构件枢转远离所述操作位置。

11.根据权利要求10所述的翼型结构，其中，所述连接构件的至少一个端部构造成使用搭接接合部连接至所述前缘构件或所述后缘构件或者连接至所述扭转箱构件。

12.根据权利要求10所述的翼型结构，其中，所述连接构件的至少一个端部构造成铰接地连接至所述前缘构件或所述后缘构件或者铰接地连接至所述扭转箱构件。

13.根据权利要求10至12中任一项所述的翼型结构，其中，所述连接构件的长度构造成是可调节的，使得能够调节所述前缘构件或所述后缘构件相对于所述扭转箱构件的旋转以补偿公差间隙。

14.根据任一前述权利要求所述的翼型结构，还包括定位在所述前缘构件的下表面与所述扭转箱构件的下表面之间的可更换的空气动力学面板。

15.根据权利要求14所述的翼型结构，其中，所述可更换的空气动力学面板以可移除的方式附接至连接构件。

16.根据任一前述权利要求所述的翼型结构，其中，所述前缘构件或所述后缘构件或者所述扭转箱构件具有模块化设计。

17.一种飞行器，所述飞行器包括根据任一前述权利要求所述的翼型结构。

18.一种组装翼型结构的方法，所述方法包括：

提供包括翼梁腹板和盖面板的扭转箱构件；

提供前缘构件或后缘构件；

将所述前缘构件或所述后缘构件邻近所述扭转箱构件在枢转接合部的位置处定位于安装位置处；

将所述前缘构件或所述后缘构件在所述枢转接合部处连接至所述扭转箱构件；

使所述前缘构件或所述后缘构件绕所述枢转接合部旋转至操作位置；以及

将所述前缘构件或所述后缘构件固定在所述操作位置中。

19.根据权利要求18所述的方法，还包括下述步骤：

提供连接构件；以及

将所述连接构件固定地连接至所述前缘构件或所述后缘构件并且固定地连接至所述扭转箱构件，以防止所述前缘构件或所述后缘构件相对于所述扭转箱构件枢转远离所述操作位置。

20.根据权利要求19所述的方法，还包括下述步骤：

通过调节所述连接构件的长度使所述前缘构件或所述后缘构件相对于所述扭转箱构件旋转，以补偿公差间隙。